一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，屬于機(jī)翼氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)領(lǐng)域。所述方法包括確定機(jī)翼質(zhì)量；計(jì)算所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度；確定所述機(jī)翼的彈性軸的軸線位置；確定機(jī)翼彈性軸的彎曲剛度分布以及所述機(jī)翼彈性軸的扭轉(zhuǎn)剛度分布；建立機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型；根據(jù)所述機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型建立優(yōu)化模型，獲取最優(yōu)彈性軸剛度分布，所述優(yōu)化模型以所述機(jī)翼的機(jī)翼梁等效體積最小為目標(biāo)函數(shù)，以步驟S3中的機(jī)翼根部剛度分布以及步驟S5中的彈性軸剛度分布的曲線形狀參數(shù)為變量進(jìn)行優(yōu)化。通過該方法，快速獲得機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布，建立機(jī)翼的動(dòng)力模型。
【專利說明】
一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于機(jī)翼氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)的性能主要取決于兩個(gè)基本方面，第一是發(fā)動(dòng)機(jī)，第二是機(jī)翼設(shè)計(jì)，這二者缺 一不可，方案階段的機(jī)翼設(shè)計(jì)主要是指在機(jī)翼概念設(shè)計(jì)的后期和機(jī)翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)階段， 需要在不同的設(shè)計(jì)方案間作出選擇，形狀或構(gòu)型設(shè)計(jì)變量在不斷地發(fā)生變化，現(xiàn)有技術(shù)中， 往往采用傳統(tǒng)的有限元方法評(píng)估結(jié)構(gòu)變化對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)彈性特性的影響，它所帶來的建模和 計(jì)算時(shí)間將是無法接受，為此，需要一種更加方便有效的方法對(duì)機(jī)翼進(jìn)行結(jié)構(gòu)參數(shù)的估算， 具體的，需要通過一種更加簡便、有效的方式估算機(jī)翼的質(zhì)量、重心等結(jié)構(gòu)參數(shù)，同時(shí)，需要 獲取符合約束條件的機(jī)翼剛度分布。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0003] 為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，所述方案階 段機(jī)翼參數(shù)包括機(jī)翼質(zhì)量分布以及機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度分布，所述機(jī)翼質(zhì)量分布包括機(jī)翼本體質(zhì) 量分布以及設(shè)置在機(jī)翼本體上的各組件的質(zhì)量分布，主要包括以下步驟：
[0004] S1、確定機(jī)翼本體質(zhì)量及所述機(jī)翼本體的重心位置，確定安裝在所述機(jī)翼本體上 的操縱系統(tǒng)的質(zhì)量及所述操縱系統(tǒng)的重心位置，確定推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量及所述推動(dòng)系統(tǒng)的重 心位置，所述推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量為發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的1.6倍，確定燃油質(zhì)量及所述燃油的重心位 置；
[0005] S2、對(duì)所述機(jī)翼本體及燃油，其在機(jī)翼展向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與弦長成正比，其 在機(jī)翼弦向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與翼型高度成正比，對(duì)所述操縱系統(tǒng)，其質(zhì)量分布設(shè)置為 在機(jī)翼的前后梁處，根據(jù)其布置形式沿展向均勻分布，對(duì)所述推動(dòng)系統(tǒng)，仍按集中質(zhì)量處 理；
[0006] S3、根據(jù)機(jī)翼總質(zhì)量計(jì)算所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度，所述機(jī)翼總 質(zhì)量包括機(jī)翼本體質(zhì)量以及設(shè)置在機(jī)翼本體上的各組件的質(zhì)量；
[0007] S4、確定所述機(jī)翼的彈性軸的軸線位置；
[0008] S5、根據(jù)所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度確定機(jī)翼彈性軸的彎曲剛度分 布以及所述機(jī)翼彈性軸的扭轉(zhuǎn)剛度分布；
[0009] S6、建立機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型；
[0010] S7、根據(jù)所述機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型建立優(yōu)化模型，獲取最優(yōu)彈性軸剛度分布，所述優(yōu)化 模型以所述機(jī)翼的機(jī)翼梁等效體積最小為目標(biāo)函數(shù)，以步驟S3中的機(jī)翼根部剛度分布以及 步驟S5中的彈性軸剛度分布的曲線形狀參數(shù)為變量進(jìn)行優(yōu)化。
[0011] 優(yōu)選的是，所述機(jī)翼本體質(zhì)量wstr通過以下公式求得
[0012]
[0013] 其中，bref = 1 · 905; bs = b/C〇Sx1/2，b為飛機(jī)展長，x1/2為機(jī)翼后掠角；S為機(jī)翼面積； Wc為零燃油時(shí)飛機(jī)的重量;nmax為最大過載系數(shù);tr為機(jī)翼根弦最大厚度;若飛機(jī)的起飛重量 Wt〇〈5670kg，&=4 · 9 X 10-3，若Wtcl>5670kg，&=6 · 67 X 10-3; f 為機(jī)翼附加結(jié)構(gòu)貢獻(xiàn)率，初值 為1，若機(jī)翼上有擾流板，f增加1 %，若機(jī)翼上有減速板，f增加1 %，若機(jī)翼上每安裝1臺(tái)發(fā)動(dòng) 機(jī)，f減少2.5%，若起落架未安裝在機(jī)翼上，f減少5%。
[0014] 在上述方案中優(yōu)選的是，所述機(jī)翼本體重心的展向位置為在展向上與飛機(jī)對(duì)稱面 的距離為半展長的35%處，所述機(jī)翼重心的弦向位置為在弦向上距前緣的距離為所述展向 位置處弦長的40 %~42 %之間。
[0015] 在上述方案中優(yōu)選的是，所述操縱系統(tǒng)的質(zhì)量WfM包括
[0016] W?=ffctr-ffcl-ffc2
[0017]其中，Wctr為控φ曬操縱系統(tǒng)質(zhì)量，Wcl為駕駛艙操縱器件重量，WcA自動(dòng)駕駛儀的 重量。
[0018] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S4中，選取前梁軸線與后梁軸線之間，且距前 梁軸線50 %~55 %處的軸線作為彈性軸。
[0019] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S5中，首先將所述彈性軸分為N段，之后計(jì)算 每一段的彎曲剛度I i及扭轉(zhuǎn)剛度Ji，公式為
[0020]
[0021]
[0022] 其中，λ為稍根比，n為剛度曲線形狀參數(shù)，為2-8中的任一整數(shù)，Ir為機(jī)翼根部彎曲 剛度，J r為機(jī)翼根部扭轉(zhuǎn)剛度，E為機(jī)翼材料的彈性模量，G為機(jī)翼材料的剪切模量。
[0023] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S7中，優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為
[0024]
[0025] at，平m η1」/叉，Ji為機(jī)翼彈性軸上第i段扭轉(zhuǎn)剛度，Li為 機(jī)翼彈性軸第i段的分段長度。
[0026] 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:本發(fā)明的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)和初 步設(shè)計(jì)階段，快速獲得機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布，建立機(jī)翼的動(dòng)力模型。
【附圖說明】
[0027] 圖1為本發(fā)明方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法的一優(yōu)選實(shí)施例的流程圖。
[0028] 圖2為圖1所示實(shí)施例的機(jī)翼彈性軸位置確定示意圖。
[0029] 圖3為圖1所示實(shí)施例的機(jī)翼初始剛度分布示意圖。
[0030] 圖4為圖1所示實(shí)施例的彈性軸建模示意圖。
[0031] 圖5為圖1所示實(shí)施例的扭轉(zhuǎn)剛度優(yōu)化前后對(duì)比示意圖。
[0032]其中，1為前梁，2為后梁，3為彈性軸。
【具體實(shí)施方式】
[0033]為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0034]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0035] 本發(fā)明方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法如圖1所示，主要包括以下步驟：
[0036] S1、確定機(jī)翼本體質(zhì)量及所述機(jī)翼本體的重心位置，確定安裝在所述機(jī)翼本體上 的操縱系統(tǒng)的質(zhì)量及所述操縱系統(tǒng)的重心位置，確定推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量及所述推動(dòng)系統(tǒng)的重 心位置，所述推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量為發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的1.6倍，確定燃油質(zhì)量及所述燃油的重心位 置；
[0037] S2、對(duì)所述機(jī)翼本體及燃油，其在機(jī)翼展向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與弦長成正比，其 在機(jī)翼弦向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與翼型高度成正比，對(duì)所述操縱系統(tǒng)，其質(zhì)量分布設(shè)置為 在機(jī)翼的前后梁處，根據(jù)其布置形式沿展向均勻分布，對(duì)所述推動(dòng)系統(tǒng)，仍按集中質(zhì)量處 理；
[0038] S3、計(jì)算所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度；
[0039] S4、確定所述機(jī)翼的彈性軸的軸線位置；
[0040] S5、確定機(jī)翼彈性軸的彎曲剛度分布以及所述機(jī)翼彈性軸的扭轉(zhuǎn)剛度分布；
[00411 S6、建立機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型；
[0042] S7、根據(jù)所述機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型建立優(yōu)化模型，獲取最優(yōu)彈性軸剛度分布，所述優(yōu)化 模型以所述機(jī)翼的機(jī)翼梁等效體積最小為目標(biāo)函數(shù)，以步驟S3中的機(jī)翼根部剛度分布以及 步驟S5中的彈性軸剛度分布的曲線形狀參數(shù)為變量進(jìn)行優(yōu)化。
[0043]下面以一大展弦比后掠機(jī)翼建模為例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明，本實(shí)施例中， 所述機(jī)翼帶一臺(tái)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，機(jī)翼主要參數(shù)如下表1所示。
[0044] 表1、機(jī)翼基本參數(shù)表
[0045]
[0046] 本實(shí)施例首先需要對(duì)機(jī)翼本體及機(jī)翼上個(gè)組件進(jìn)行質(zhì)量及重心的計(jì)算，具體包 括：
[0047] 確定機(jī)翼本體質(zhì)量及所述機(jī)翼本體的重心位置，確定安裝在所述機(jī)翼本體上的操 縱系統(tǒng)的質(zhì)量及所述操縱系統(tǒng)的重心位置，確定推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量及所述推動(dòng)系統(tǒng)的重心位 置，所述推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量為發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的1.6倍，確定燃油質(zhì)量及所述燃油的重心位置。
[0048] 下面對(duì)上述質(zhì)量及重心的確定分別進(jìn)行說明。
[0049] 1.1、計(jì)算機(jī)翼本體質(zhì)量及所述機(jī)翼本體的重心位置
[0050] 所述機(jī)翼本體質(zhì)量Wstr通過以下公式求得
[0051]
[0052] 其中，bref = 1 · 905; bs = b/c〇sx1/2，b為飛機(jī)展長，x1/2為機(jī)翼后掠角；S為機(jī)翼面積； Wc為零燃油時(shí)飛機(jī)的重量;nmax為最大過載系數(shù);tr為機(jī)翼根弦最大厚度;若飛機(jī)的起飛重量 Wt〇〈5670kg，&=4 · 9 X 10-3，若Wtcl>5670kg，&=6 · 67 X 10-3; f 為機(jī)翼附加結(jié)構(gòu)貢獻(xiàn)率，初值 為1，若機(jī)翼上有擾流板，f增加1 %，若機(jī)翼上有減速板，f增加1 %，若機(jī)翼上每安裝1臺(tái)發(fā)動(dòng) 機(jī)，f減少2.5%，若起落架未安裝在機(jī)翼上，f減少5%。
[0053]通過上述公式可以看出，本實(shí)施例給出了機(jī)翼本體質(zhì)量Wstr較為準(zhǔn)確的估算值，即 考慮到了飛機(jī)起飛重量的影響，又考慮到了機(jī)翼上是否有擾流板、發(fā)動(dòng)機(jī)等重量組件對(duì)機(jī) 翼本體質(zhì)量的影響，根據(jù)上述公式可以毫無意義的確定出機(jī)翼本體的質(zhì)量。
[0054] 對(duì)于機(jī)翼本體的重心位置，本實(shí)施例給定在展向上與飛機(jī)對(duì)稱面的距離為半展長 的35 %處，所述機(jī)翼重心的弦向位置為在弦向上距前緣的距離為所述展向位置處弦長的 40 %~42 %之間。
[0055] 需要說明的是，上述飛機(jī)對(duì)稱面的前提是視該飛機(jī)為規(guī)則對(duì)稱型飛機(jī)，比如，僅包 含以橢圓形的機(jī)身以及兩側(cè)結(jié)構(gòu)相同且對(duì)稱的機(jī)翼，則該對(duì)稱面是指相對(duì)于兩個(gè)機(jī)翼的對(duì) 稱面，自該對(duì)稱面開始，以垂直于該對(duì)稱面，向翼尖方向延伸半展長35 %距離處為機(jī)翼本體 重心的展向位置，當(dāng)確定了展向位置后，展向位置處的弦長稱作當(dāng)?shù)叵议L，機(jī)翼重心的弦向 位置為在弦向上距前緣的距離為當(dāng)?shù)叵议L的40 %~42 %。
[0056] 1.2、計(jì)算操縱系統(tǒng)的質(zhì)量及所述操縱系統(tǒng)的重心位置
[0057] 計(jì)算所述操縱系統(tǒng)的質(zhì)量需要確定以下三個(gè)質(zhì)量，分別為控制面操縱系統(tǒng)質(zhì)量 Wctr、駕駛艙操縱器件重量及自動(dòng)駕駛儀的重量Wc2。
[0058] 控制面操縱系統(tǒng)質(zhì)量計(jì)算如下：
[0059] ff〇tr=Ksc · (ffto)273 * 0.768
[0060]
[0061]需要說明的是，當(dāng)機(jī)翼上設(shè)置有前緣襟翼時(shí)，控制面操縱系統(tǒng)Wctr的重量在上述計(jì) 算結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上增加20 %。
[0062]駕駛艙操縱器件重量：
[0063]
[0064]自動(dòng)駕駛儀：
[0065] Wc2 = 9W!^
[0066] 其中，Wt。為起飛重量。
[0067] 則安裝在機(jī)翼結(jié)構(gòu)上的操縱系統(tǒng)重量為：
[0068] W?=ffctr-ffcl-ffc2
[0069] 對(duì)于操縱系統(tǒng)的重心位置可以根據(jù)操縱系統(tǒng)的布置，根據(jù)公式等常規(guī)技術(shù)手段獲 取，本發(fā)明不做贅述。
[0070] 1.3、計(jì)算推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量及所述推動(dòng)系統(tǒng)的重心位置
[0071]需要說明的是，所述推動(dòng)系統(tǒng)指推動(dòng)飛機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)的動(dòng)力系統(tǒng)，包括設(shè)置在機(jī)翼上的 發(fā)動(dòng)機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)組件，比如包括發(fā)動(dòng)機(jī)、安裝結(jié)構(gòu)、短艙、操縱發(fā)動(dòng)機(jī)的附件、反推力裝置、 燃油系統(tǒng)等。
[0072] 根據(jù)公式Wjfiif親=1.6W^gm計(jì)算出推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量，可以直接 由供應(yīng)商提供。推動(dòng)系統(tǒng)的重心位置按發(fā)動(dòng)機(jī)重心位置處理，也由供應(yīng)商提供。
[0073] 1.4、計(jì)算燃油質(zhì)量及所述燃油的重心位置
[0074] 裝在機(jī)翼油箱內(nèi)的燃油質(zhì)量為：
[0075] WFff=P〇iiVff
[0076] 其中，Poii為燃油密度，一般航空煤油密度近似取為800kg/m3;Vw為機(jī)翼油箱體積。
[0077] 本實(shí)施例中，將單邊機(jī)翼油箱近似為一個(gè)高為1，底面積SSi，頂面積為52的棱臺(tái)， 則機(jī)翼油箱體積Vw的計(jì)算公式如下：
[0078]
[0079] 本實(shí)施例中，上述底面積SSi，頂面積為&分別可以用底面和頂面所在位置當(dāng)?shù)厍?后梁之間距離與當(dāng)?shù)匾硇偷刃Ц叨戎e來等效。
[0080] 對(duì)于燃油的重心位置：
[0081 ] 展向位置距&平面的距離為
[0082]
[0083]弦向近似取為前后梁中間位置。
[0084] 可以理解的是，根據(jù)上述公式或經(jīng)驗(yàn)或供應(yīng)商提供的數(shù)據(jù)估算的部件重量都只能 得到一個(gè)集中質(zhì)量，沒有分布數(shù)據(jù)。為了進(jìn)行更詳細(xì)的分析，需要假設(shè)一個(gè)質(zhì)量分布。
[0085] 在本實(shí)施例中，對(duì)于機(jī)翼結(jié)構(gòu)和燃油質(zhì)量可假設(shè)其分布沿所述機(jī)翼的展向與弦長 成正比分布，沿弦向與翼型高度成正比分布;操縱系統(tǒng)一般布置在前后梁附近，根據(jù)其布置 形式，假設(shè)其沿展向均勻分布;發(fā)動(dòng)機(jī)及其附件按集中質(zhì)量處理。
[0086] 可以理解的是，對(duì)于機(jī)翼結(jié)構(gòu)和燃油的質(zhì)量分布是等體積分布的，即在該方面的 質(zhì)量分布是均勻的，在機(jī)翼展向上，當(dāng)?shù)叵议L越長，其占的質(zhì)量比重也越大，同理，在機(jī)翼弦 向上，翼型的高度越高，其占的質(zhì)量比重也越大。
[0087] 對(duì)于操縱系統(tǒng)，其本質(zhì)上也應(yīng)該根據(jù)布置形式參考機(jī)翼本體結(jié)構(gòu)進(jìn)行等體積比值 劃分質(zhì)量，由于操縱系統(tǒng)較為規(guī)則，且均布在機(jī)翼前后梁附近，本實(shí)施例按其沿展向均勻分 布。
[0088] 對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)，不進(jìn)行質(zhì)量分布的的計(jì)算，仍按集中質(zhì)量處理。
[0089] 之后，進(jìn)行機(jī)翼的彎曲剛度及扭轉(zhuǎn)剛度的計(jì)算，其主要包括兩方面，一是進(jìn)行機(jī)翼 根部的彎曲剛度及扭轉(zhuǎn)剛度計(jì)算，另一方面是在已知根部彎曲剛度及根部扭轉(zhuǎn)剛度的前提 下，計(jì)算機(jī)翼本體上彈性軸的剛度分布，下面分別說明。
[0090] 2.1、進(jìn)行機(jī)翼根部彎曲剛度及扭轉(zhuǎn)剛度的計(jì)算，具體步驟如下。
[0091] 根部彎曲剛度：
[0092]
[0093]根部扭轉(zhuǎn)剛度：
[0094]
[0095] 其中，cr為機(jī)翼根弦長忑為機(jī)翼根部翼型相對(duì)厚度，S為機(jī)翼面積，W為所述機(jī)翼的 總質(zhì)量，可以理解，其包括由前述步驟計(jì)算獲得的機(jī)翼本體質(zhì)量、燃油質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量等 在內(nèi)的機(jī)翼本體及所有附加在機(jī)翼本體上的質(zhì)量之和，Λ ea為彈性軸后掠角，Ε為機(jī)翼材料 的彈性模量，G為機(jī)翼材料的剪切模量，e、g -分別為彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度與組合參數(shù) fc::^/S)cos(A。,）的函數(shù)，可用多項(xiàng)式表示：
[0096] e= Eaix1(i = 0, ---,5)
[0097] g= Ebix1(i = 0, ---,5)
[0098] 兩個(gè)多項(xiàng)式的系數(shù)見下表2所示。
[0099] 表2多項(xiàng)式系數(shù)
[0100]
[0101]
[0102] 上表給出了兩個(gè)多項(xiàng)式（函數(shù)）內(nèi)的字母含義及取值，比如，aQ的取值為-3.577 X 1 〇7，b5 的取值為-6 · 397 X 10-10。
[0103] 以彎曲剛度為例，將上述多項(xiàng)式展開后，如下所示：
[0104] 取=札 (?'VS)cos(A'.）>2 +·"…·
[0105] 將各結(jié)構(gòu)參數(shù)(表1中各參數(shù)以及由前述步驟獲得的數(shù)據(jù)，比如機(jī)翼總質(zhì)量W等代 入上述公式中，即可得到根部剖面的彎曲剛度和扭轉(zhuǎn)剛度：
[0106] EIr = 7.153E9N · m2，GJr = 7.578E9N · m2，
[0107] 則機(jī)翼根部彎曲剛度Ir=〇. l〇lm4,機(jī)翼根部扭轉(zhuǎn)剛度Jr = 0.284m4。
[0108] 2.2、進(jìn)行機(jī)翼彈性軸彎曲剛度及扭轉(zhuǎn)剛度的計(jì)算
[0109] 需要說明的是，機(jī)翼彈性軸即為機(jī)翼剛軸/剛心軸，可以理解的是，彈性軸即通過 機(jī)翼的機(jī)翼各截面的剛心擬合得到，也可叫剛心軸，在機(jī)翼方案階段，首先需要明確機(jī)翼彈 性軸的位置，才能進(jìn)行剛度分布處理，彈性軸的確定方法主要包括：
[0110] 如果所述機(jī)翼的前后梁位置布局已經(jīng)明確，可按前后梁位置來確定彈性軸位置， 本發(fā)明取前、后梁之間距前梁50%~55%處作為所述機(jī)翼的彈性軸剛軸位置，如圖2所示， 1、2兩條虛線表示的為前、后梁的軸線，在前后梁軸線之間的實(shí)線3表示的即為彈性軸。進(jìn)一 步需要說明的是，從該圖中還可直接測(cè)得彈性軸的后掠角為C，本實(shí)施例給定為26°，同事， 各站位彈性軸位置可直接從圖上量取，圖示給出了部分示意，如A表示跟弦長為11634mm，B 表示拐折位置據(jù)根部11945mm，部分?jǐn)?shù)據(jù)在表1中已給出。
[0111] 如果沒有機(jī)翼前、后梁結(jié)構(gòu)布置，則首先要明確處前后梁的位置，前梁位置按15% ~17 %當(dāng)?shù)叵议L、后梁位置按55 %~60 %當(dāng)?shù)叵议L選?。ㄟx取方向自機(jī)翼前緣向后緣方 向），然后再根據(jù)前、后梁位置確定彈性軸剛軸位置。
[0112] 根據(jù)實(shí)際情況，通過上述兩種方式的任一種，確定出機(jī)翼彈性軸之后，需要對(duì)該彈 性軸進(jìn)行剛度分布處理，方法如下：
[0113] 將所述彈性軸分為N段，比如所述N的值為機(jī)翼上肋的個(gè)數(shù)，則將該機(jī)翼按肋進(jìn)行 彈性軸的劃分，第i點(diǎn)（i = 1，2，3……N)上的彎曲剛度Ii、扭轉(zhuǎn)剛度Ji值的經(jīng)驗(yàn)公式為：
[0114]
[0115]
[0116] 其中，λ為稍根比，n為曲線形狀參數(shù)，其取值決定剛度在彈性軸上的分布情況，一 般η的取值在2-8之間。另外需要說明的是，在上述公式中，對(duì)Ν個(gè)不同的點(diǎn)，η的取值相同。
[0117] 本實(shí)施例中，將機(jī)翼均勾劃分為22段，其中發(fā)動(dòng)機(jī)以內(nèi)分為6段(含中央翼2段），發(fā) 動(dòng)機(jī)至拐折處劃分為2段，拐折外之后至翼尖處劃分為14段，曲線形狀參數(shù)η的初始取值為 5,根據(jù)上述計(jì)算公式，得到機(jī)翼的初始剛度分布，如圖3所示，其中，橫軸表示將機(jī)翼的彈性 軸等效為1，自翼根至翼尖分別由〇.〇過渡至1.0,縱軸表示剛度值，單位為m 4,比如在該圖 中，翼根0.0處的彎曲剛度為l.〇E-〇l(m4)，這與前述通過公式計(jì)算的翼根彎曲剛度0.101m 4 是吻合的。
[0118] 之后，根據(jù)機(jī)翼的外形布局，建立用于流場分析的機(jī)翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，通過CFD計(jì)算得 到其定常流場結(jié)果，其中所述定常流場結(jié)果包括機(jī)翼上、下表面的壓力。
[0119] 再之后，根據(jù)上述彈性軸位置、機(jī)翼總質(zhì)量分布以及上述計(jì)算得到的彈性軸上的 剛度分布，建立機(jī)翼動(dòng)力模型。
[0120]需要說明的是，在此處建模過程中，機(jī)翼截面剛度用單梁模擬，結(jié)構(gòu)等重量采用分 布的集中質(zhì)量元模擬，發(fā)動(dòng)機(jī)等大型集中質(zhì)量部件采用單個(gè)質(zhì)量元模擬，氣動(dòng)載荷及慣性 載荷采用剛性元連接到單梁上模擬，模擬結(jié)果如圖4所示。
[0121] 最后，對(duì)上述由各參數(shù)構(gòu)建的模型進(jìn)行函數(shù)優(yōu)化，具體如下：
[0122] 目標(biāo)函數(shù)為使機(jī)翼梁等效體積最小，公式如下：
[0123]
[0124] 為機(jī)翼彈性軸上第i段截面彎曲剛度，心為機(jī)翼彈性軸上第i段截面扭轉(zhuǎn)剛度，U 為機(jī)翼彈性軸第i段的分段長度，此處的N如前述所示，比如本實(shí)施例中，將機(jī)翼梁的彈性軸 劃分為22段。
[0125] 設(shè)計(jì)變量為機(jī)翼根剖面的彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度，即機(jī)翼根部彎曲剛度Ir、機(jī)翼根部扭 轉(zhuǎn)剛度Jr，以及機(jī)翼彈性軸彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度分布曲線形狀參數(shù)n(參考上述步驟:其中η的范 圍為2-8,初始設(shè)定為5)，可以理解，這里η包括出與如，分別表示彎曲剛度的η取值以及扭轉(zhuǎn) 剛度的η取值。
[0126] 約束條件主要包括發(fā)散速壓、副翼反效速壓、操縱效率、變形約束、頻率約束以及 顫振速度約束等，具體如下：
[0127] 1)變形約束：
[0128] 對(duì)照一般的大展弦比飛機(jī)的機(jī)翼變形情況（翼尖最大法向位移不超過半翼展的 10%，翼尖扭角不大于3°)，暫定本實(shí)施例的機(jī)翼翼尖的最大法向變形不超過半翼展的 10%，考慮飛翼布局的翼身融合特性，最大翼尖扭角控制在2°~3°之間。
[0129] 2)頻率約束：
[0130]約束其最低階頻率大于1.5Hz。
[0131] 3)顫振速度約束：
[0132]約束其最低階顫振速度大于180m/s。
[0133] 4)其它約束：
[0134] ye [1.0,3.0]
[0135] 其中，J為彈性軸每一段的扭轉(zhuǎn)剛度，I為彈性軸上對(duì)應(yīng)段的彎曲剛度。
[0136] 經(jīng)過上述目標(biāo)函數(shù)、變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化后，最后得到一組符合約束條件 的機(jī)翼剛度分布，如下表3所示。
[0137] 表3優(yōu)化結(jié)果
[0138]
[0139] 以優(yōu)化扭轉(zhuǎn)剛度為例，其優(yōu)化前的彈性軸扭轉(zhuǎn)剛度分布以及優(yōu)化后的彈性軸扭轉(zhuǎn) 剛度分布對(duì)比示意如圖5所示。
[0140]最后需要指出的是：以上實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù) 人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分 技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各 實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，所述方案階段機(jī)翼參數(shù)包括機(jī)翼質(zhì)量分布W及機(jī) 翼結(jié)構(gòu)剛度分布，所述機(jī)翼質(zhì)量分布包括機(jī)翼本體質(zhì)量分布W及設(shè)置在機(jī)翼本體上的各組 件的質(zhì)量分布，其特征在于，包括： 51、 確定機(jī)翼本體質(zhì)量及所述機(jī)翼本體的重屯、位置，確定安裝在所述機(jī)翼本體上的操 縱系統(tǒng)的質(zhì)量及所述操縱系統(tǒng)的重屯、位置，確定推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量及所述推動(dòng)系統(tǒng)的重屯、位 置，所述推動(dòng)系統(tǒng)的質(zhì)量為發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的1.6倍，確定燃油質(zhì)量及所述燃油的重屯、位置； 52、 對(duì)所述機(jī)翼本體及燃油，其在機(jī)翼展向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與弦長成正比，其在機(jī) 翼弦向上的質(zhì)量分布設(shè)置為與翼型高度成正比，對(duì)所述操縱系統(tǒng)，其質(zhì)量分布設(shè)置為在機(jī) 翼的前后梁處，根據(jù)其布置形式沿展向均勻分布，對(duì)所述推動(dòng)系統(tǒng)，仍按集中質(zhì)量處理； 53、 根據(jù)機(jī)翼總質(zhì)量計(jì)算所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度，所述機(jī)翼總質(zhì)量 包括機(jī)翼本體質(zhì)量W及設(shè)置在機(jī)翼本體上的各組件的質(zhì)量； 54、 確定所述機(jī)翼的彈性軸的軸線位置； 55、 根據(jù)所述機(jī)翼的根部彎曲剛度與根部扭轉(zhuǎn)剛度確定機(jī)翼彈性軸的彎曲剛度分布W 及所述機(jī)翼彈性軸的扭轉(zhuǎn)剛度分布； 56、 建立機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型； 57、 根據(jù)所述機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型建立優(yōu)化模型，獲取最優(yōu)彈性軸剛度分布，所述優(yōu)化模型 W所述機(jī)翼的機(jī)翼梁等效體積最小為目標(biāo)函數(shù)，W步驟S3中的機(jī)翼根部剛度分布W及步驟 S5中的彈性軸剛度分布的曲線形狀參數(shù)為變量進(jìn)行優(yōu)化。2. 如權(quán)利要求1所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于：所述機(jī)翼本體質(zhì)量 Wstr通過W下公式求得其中，bref = 1.905; bs = b/cosXi/2，b為飛機(jī)展長，X1/2為機(jī)翼后掠角；S為機(jī)翼面積;Wg為 零燃油時(shí)飛機(jī)的重量;nmax為最大過載系數(shù);tr為機(jī)翼根弦最大厚度;若飛機(jī)的起飛重量Wto< 5670kg，Kw = 4.9 X 1〇-3，若Wt〇〉5670kg，Kw=6.67 X 1〇-3;f為機(jī)翼附加結(jié)構(gòu)貢獻(xiàn)率，初值為1， 若機(jī)翼上有擾流板，f增加1 %，若機(jī)翼上有減速板，f增加1 %，若機(jī)翼上每安裝1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，f 減少2.5%，若起落架未安裝在機(jī)翼上，f減少5%。3. 如權(quán)利要求1所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于:所述機(jī)翼本體重屯、的 展向位置為在展向上與飛機(jī)對(duì)稱面的距離為半展長的35%處，所述機(jī)翼重屯、的弦向位置為 在弦向上距前緣的距離為所述展向位置處弦長的40%~42%之間。4. 如權(quán)利要求1所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于:所述操縱系統(tǒng)的質(zhì)量 W欄包括 W?=Wctr-Wcl-Wc2 其中，Wctr為控制面操縱系統(tǒng)質(zhì)量，W。功駕駛艙操縱器件重量，Wc2為自動(dòng)駕駛儀的重量。5. 如權(quán)利要求1所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于:在所述步驟S4中，選 取前梁軸線與后梁軸線之間，且距前梁軸線50%~55%處的軸線作為彈性軸。6. 如權(quán)利要求1所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于:在所述步驟S5中，首 先將所述彈性軸分為N段，之后計(jì)算每一段的彎曲剛度Ii及扭轉(zhuǎn)剛度Ji，公式為其中，λ為稍根比，η為剛度曲線形狀參數(shù)，為2-8中的任一整數(shù)，Ir為機(jī)翼根部彎曲剛度， Jr為機(jī)翼根部扭轉(zhuǎn)剛度，E為機(jī)翼材料的彈性模量，G為機(jī)翼材料的剪切模量。7.如權(quán)利要求6所述的方案階段機(jī)翼參數(shù)估計(jì)方法，其特征在于:在所述步驟S7中，優(yōu) 化目標(biāo)函數(shù)為其中，Ii為機(jī)翼彈性軸上第i段彎曲剛度，Ji為機(jī)翼彈性軸上第i段扭轉(zhuǎn)剛度，Li為機(jī)翼 彈性軸第i段的分段長度。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105975706SQ201610321595
【公開日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年5月16日
【發(fā)明人】陳海, 黃國寧, 馬翔, 龔亮, 孫曉紅
【申請(qǐng)人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所